10.05.2018
218.016.4058

СПОСОБ РАЗГРУЗКИ УПРАВЛЯЮЩИХ ДВИГАТЕЛЕЙ-МАХОВИКОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме. Первый контур реализует необходимую ориентацию КА и накапливает импульс внешнего возмущающего момента (МВ), а второй контур формирует момент разгрузки (МР). МР противоположен по знаку суммарному кинетическому моменту системы КА - управляющий ДМ. На каждом цикле управления формируют с помощью реактивных двигателей (РД) импульс МР, равный по величине импульсу МВ и противоположный МВ по знаку. Время включения РД на цикле управления рассчитывают пропорционально разности между текущим и заданным значениями суммарного кинетического момента системы КА - управляющий ДМ. Технический результат изобретения состоит в уменьшении погрешности ориентации КА на заданный ориентир во время разгрузки ДМ при увеличении допустимого возмущающего момента. 4 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано на любых космических аппаратах для разгрузки управляющих двигателей-маховиков (УДМ).

Известен способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата, работающих в двухконтурной системе, где первый контур осуществляет необходимую ориентацию и накапливает импульс внешнего возмущающего момента, действующего на космический аппарат (КА), а второй контур, способный создавать внешние управляющие моменты, работает по следующему принципу. Как только величина кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации становится больше заданной величины, вторым контуром формируется момент разгрузки, который уменьшает величину кинетического момента управляющего двигателя-маховика, работающего в первом контуре. [Управление ориентацией космических аппаратов: Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь; Наука. - Москва, 1974. с. 125-127].

Для большинства космических аппаратов наибольший вклад в возмущающий момент, действующий на КА, вносит работа двигателей системы коррекции. Возмущающий момент от двигателей системы коррекции обусловлен погрешностью установки двигателя коррекции, а также уходом центра масс космического аппарата от номинального положения из-за выработки рабочего тела, изменения геометрии космического аппарата. Также возмущающий момент от двигателей системы коррекции зависит от расстояния между центром масс космического аппарата и двигателем коррекции.

Возмущающий момент от работы двигателей коррекции может превышать в несколько раз управляющий момент двигателя-маховика, который должен парировать возмущающий момент. При этом отслеживание ориентира будет осуществляться с большой погрешностью или не будет осуществляться вовсе. Применение же УДМ с управляющим моментом, превышающим возмущающий момент от работы двигателей коррекции, является не целесообразным, так как приводит к увеличению массы и энергопотребления КА. Поэтому для парирования влияния возмущающего момента, действующего на КА, необходимо формировать момент разгрузки реактивными двигателями, входящими в состав второго контура управления.

Основным недостатком способа разгрузки УДМ, описанного выше, является то, что момент разгрузки УДМ, создаваемый вторым контуром практически всегда превышает управляющий момент двигателя-маховика в несколько раз. Это приводит к увеличению погрешности ориентации. Уменьшение момента разгрузки УДМ за счет уменьшения плеч двигателей ориентации приводит к увеличению расхода рабочего тела.

Выход из сложившейся ситуации может быть следующим.

Время включения реактивного двигателя для разгрузки УДМ на каждом цикле управления может изменяться практически от нуля до максимальной величины, равной времени цикла управления ТЦ. Это позволяет создать на цикле управления импульс момента разгрузки, практически равный импульсу возмущающего момента с противоположным знаком, при условии, что возмущающий момент по модулю не превышает момент разгрузки.

При таком управлении суммарный возмущающий момент, действующий на космический аппарат, будет практически равен нулю, и погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир будет минимальной.

Таким образом, можно утверждать следующее:

1. Формирование на каждом цикле управления импульса момента разгрузки, равного импульсу возмущающего момента с противоположным знаком, позволит эффективно парировать возмущающий момент, действующий на КА;

2. При таком способе разгрузки суммарный возмущающий момент, действующий на космический аппарат, будет практически равен нулю, и погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир будет минимальной.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата, работающих в двухконтурной системе, где первый контур осуществляет необходимую ориентацию и накапливает импульс внешнего возмущающего момента, действующего на КА, а второй контур, способный создавать внешние управляющие моменты, работает по следующему принципу. Как только величина кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации становится больше заданной величины, вторым контуром формируется момент разгрузки, который уменьшает величину кинетического момента управляющего двигателя-маховика, работающего в первом контуре [Управление ориентацией космических аппаратов: Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь; Наука. - Москва, 1974. с. 125-127].

Описанный способ принят за прототип изобретения.

Недостатки прототипа:

1. При возмущающем моменте, превышающем управляющий момент двигателя-маховика, отслеживание ориентира осуществляется с большой погрешностью или не осуществляется вовсе.

2. Момент разгрузки УДМ, создаваемый вторым контуром практически всегда превышает управляющий момент двигателя-маховика в несколько раз. Это приводит к увеличению погрешности ориентации.

Для уменьшения погрешности ориентации необходимо уменьшить момент разгрузки реактивного двигателя. Это можно сделать путем применения двигателя с малой тягой, однако при этом уменьшается величина возмущающего момента, которую может парировать реактивный двигатель. Также можно уменьшить момент разгрузки УДМ за счет уменьшения плеча реактивного двигателя, однако это приводит к увеличению расхода рабочего тела, что тоже является неприемлемым.

Исходя из вышесказанного целесообразно при достижении величины кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации заданной величины, на каждом цикле управления формировать импульс момента разгрузки, равный импульсу возмущающего момента с противоположным знаком. При этом суммарный возмущающий момент, действующий на космический аппарат, будет практически равен нулю, и погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир будет минимальной.

В основу настоящего изобретения положена задача создания способа разгрузки управляющего двигателя-маховика, позволяющего:

- уменьшить погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир во время разгрузки;

- увеличить диапазон допустимого возмущающего момента до величины момента разгрузки;

- обеспечить ориентацию на заданный ориентир в процессе разгрузки, в том числе и при возмущающем моменте, превышающем максимальный управляющий момент УДМ.

Поставленная задача решается следующим образом.

Заявлен способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата, работающих в двухконтурной системе, где первый контур осуществляет необходимую ориентацию и накапливает импульс внешнего возмущающего момента, действующего на космический аппарат, а второй контур формирует момент разгрузки с использованием реактивных двигателей, противоположный по знаку суммарному

кинетическому моменту (DHi) системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации при величине суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации, превышающей заданное значение (DHOi) по модулю, отличающийся тем, что для парирования возмущающего момента на каждом цикле управления формируют импульс момента разгрузки с помощью реактивных двигателей, равный по абсолютной величине импульсу возмущающего момента и противоположный по знаку возмущающему моменту, при этом время τi включения реактивных двигателей на цикле управления для формирования момента разгрузки по i-му каналу ориентации рассчитывают пропорциональным разности между DHi и заданным значением DHOi по закону:

где T1 - константа, при этом кинетический момент системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации стабилизируется на величине, при которой импульс момента разгрузки по модулю за цикл управления равен импульсу возмущающего момента по модулю за цикл управления и противоположен по знаку возмущающему моменту.

Сущность изобретения.

Первый контур управления, включающий в себя управляющие двигатели-маховики, осуществляет ориентацию КА. При воздействии на КА внешних возмущающих моментов УДМ формирует управляющий момент, который парирует внешний возмущающий момент, и накапливают импульс внешнего возмущающего момента. По достижении заданного порогового значения суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации включаются реактивные двигатели (второй контур управления), с помощью которых на каждом цикле управления формируется импульс момента разгрузки, равный по абсолютной величине импульсу возмущающего момента и противоположный по знаку возмущающему моменту, что приводит к стабилизации кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации.

При таком управлении работой реактивных двигателей формируются две системы управления, работающие одновременно:

- система управления ориентацией на заданный ориентир с использованием двигателей-маховиков;

- система управления парированием внешнего возмущающего момента с использованием реактивных двигателей.

Система управления парированием внешнего возмущающего момента использует для формирования управляющего момента (момента разгрузки) информацию о суммарном кинетическом моменте системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по каждому из каналов ориентации. А именно по информации о суммарном кинетическом моменте системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации на каждом цикле управления формируют время включения реактивных двигателей по следующему закону:

где

i=X, Y, Z;

DHi - суммарный кинетический момент системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации;

DHOi - заданное значение суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации;

T1 - константа.

Знак момента разгрузки УДМ определяется следующим образом:

Величина стабилизации кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации, при которой импульс момента разгрузки по модулю за цикл управления равен импульсу возмущающего момента по модулю за цикл управления и противоположен по знаку возмущающему моменту , зависит от возмущающего момента, действующего на КА, и определяется следующим образом:

Поскольку знак кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации зависит от знака возмущающего момента по i-му каналу ориентации и не зависит от знака момента разгрузки по i-му каналу ориентации, получим:

где

i=X, Y, Z;

DHi - суммарный кинетический момент системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации;

- возмущающий момент по i-му каналу ориентации;

ТЦ - время цикла управления;

T1 - константа;

- момент разгрузки УДМ по i-му каналу ориентации;

DHOi - заданное значение суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации.

Максимальное значение величины стабилизации кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации, вычисленное с помощью выражения (5), равно:

DHiMAX=8.5 Нмс, при , ТЦ = 4 с, T1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

Величина стабилизации кинетического момента системы космический аппарат -управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации при изменении возмущающего момента, вычисленная с помощью выражения (5), равна:

DHi=2.38 Нмс, при ТЦ = 4 с, Т1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

DHi=4.26 Нмс, при ТЦ = 4 с, T1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

DHi = 6.15 Нмс, при ТЦ = 4 с, T1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

DHi = 8.03 Нмс, при ТЦ = 4 с, T1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

Так как при работе реактивного двигателя давление в топливном баке понижается, это приводит к тому, что при выдаче импульса коррекции возмущающий момент от реактивного двигателя коррекции может уменьшаться (зависит от схемы работы реактивного двигателя).

Предлагаемый алгоритм разгрузки УДМ подстраивается под изменения возмущающего момента путем формирования, на каждом цикле управления импульса момента разгрузки, равного импульсу возмущающего момента с противоположным знаком. При этом суммарный возмущающий момент, действующий на космический аппарат, будет практически равен нулю, и погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир будет минимальной.

В настоящее время на большинстве космических аппаратов применяются реактивные двигатели, которые имеют минимальное время включения ТМИН. Если возмущающий момент мал, и время включения реактивного двигателя на цикле управления τi будет меньше, чем минимальное значения времени включения реактивного двигателя ТМИН, то разгрузка УДМ будет осуществляться не на каждом цикле управления,

а по достижению суммарным кинетическим моментом системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации заданного значения DHOi. При этом время включения реактивного двигателя на цикле управления τi будет равно ТМИН. В этом случае момент разгрузки практически не будет оказывать влияния на погрешность ориентации КА.

Для подтверждения работоспособности предлагаемого алгоритма разгрузки проводилось моделирование переходных процессов по каналу ориентации.

Система уравнений, описывающих движение при моделировании, имеет вид:

где

JX - момент инерции космического аппарата по каналу ориентации;

ωX - угловая скорость космического аппарата по каналу ориентации;

- возмущающий момент по каналу ориентации;

- момент реактивного двигателя по каналу ориентации;

НХ - значение кинетического момента УДМ по каналу ориентации;

- производная кинетического момента УДМ по каналу ориентации;

МУДМх - управляющий момент двигателя-маховика по каналу ориентации;

МСТ - момент сухого трения на валу двигателя-маховика;

KC - коэффициент зависимости сопротивления от величины Н;

tЦ - время цикла управления (4 с);

tX - длительность включения реактивного двигателя на цикле управления по каналу ориентации;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации.

K1, K2 - коэффициенты закона управления по каналу ориентации;

y - значение угла по каналу ориентации;

y& - значение скорости по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по каналу ориентации;

DHOx - заданное значение суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по каналу ориентации;

T1 - константа;

PSI - управляющая координата по каналу ориентации.

Моделирование переходных процессов проводилось по одному каналу ориентации при нулевых начальных условиях, при следующих значениях констант: T1 = 0,5 1/Нм, DHOx = 0,5 Нмс, Jx = 6000 кг м2, MCT = 0,002 Нм, , KC = 1,340-4 с-1, K1 = 12 Нм/рад, K2 = 400 Нмс/рад.

Максимальный управляющий момент двигателя-маховика при моделировании принимался равным 0,2 Нм.

Результаты моделирования переходного процесса по каналу ориентации КА при значении возмущающего момента MB = 0,2 Нм приведены на фиг. 1,

где

PSI - управляющая координата по каналу ориентации;

Wx - скорость изменения управляющей координаты по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент системы космический аппарата - управляющий двигатель-маховик по каналу ориентации;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации;

ΔJ - разность между и .

Результаты моделирования переходного процесса по каналу ориентации КА при значении возмущающего момента MB = 0,4 Нм приведены на фиг. 2,

где

PSI - управляющая координата по каналу ориентации;

Wx - скорость изменения управляющей координаты по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент канала ориентации системы космический аппарата - управляющий двигатель-маховик;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации;

ΔJ - разность между и .

Результаты моделирования переходного процесса по каналу ориентации КА при значении возмущающего момента MB = 0,6 Нм приведены на фиг. 3,

где

PSI - управляющая координата по каналу ориентации;

Wx - скорость изменения управляющей координаты по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент канала ориентации системы космический аппарата - управляющий двигатель-маховик;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации;

ΔJ - разность между и .

Результаты моделирования переходного процесса по каналу ориентации КА при значении возмущающего момента MB = 0,8 Нм приведены на фиг. 4,

где:

PSI - управляющая координата по каналу ориентации;

Wx - скорость изменения управляющей координаты по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент канала ориентации системы космический аппарата - управляющий двигатель-маховик;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации;

ΔJ - разность между и .

По результатам моделирования переходных процессов можно сделать следующие выводы:

1. Величина стабилизации суммарного кинетического момента i-го канала ориентации системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик на фиг. 1-4 равна величине стабилизации суммарного кинетического момента i-го канала ориентации системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик, полученной аналитически по формуле (5) на стр. 5.

2. Система остается работоспособной:

- при изменении возмущающего момента до величины, равной максимальному моменту, создаваемому реактивными двигателями;

- при величине возмущающего момента, превышающего максимальный управляющий момент двигателя-маховика.

Предложенный способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков применяется на космических аппаратах системы «ГЛОНАСС».


СПОСОБ РАЗГРУЗКИ УПРАВЛЯЮЩИХ ДВИГАТЕЛЕЙ-МАХОВИКОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ РАЗГРУЗКИ УПРАВЛЯЮЩИХ ДВИГАТЕЛЕЙ-МАХОВИКОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ РАЗГРУЗКИ УПРАВЛЯЮЩИХ ДВИГАТЕЛЕЙ-МАХОВИКОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ РАЗГРУЗКИ УПРАВЛЯЮЩИХ ДВИГАТЕЛЕЙ-МАХОВИКОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ РАЗГРУЗКИ УПРАВЛЯЮЩИХ ДВИГАТЕЛЕЙ-МАХОВИКОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ РАЗГРУЗКИ УПРАВЛЯЮЩИХ ДВИГАТЕЛЕЙ-МАХОВИКОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 119.
25.08.2017
№217.015.bb66

Ракетно-прямоточный двигатель с регулируемым расходом твёрдого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых (М≥5) крылатых ракетах с ракетно-прямоточными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах. Ракетно-прямоточный двигатель содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого топлива,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002615889
Дата охранного документа: 11.04.2017
29.12.2017
№217.015.f0f4

Кантователь (варианты)

Изобретение относится к конструкциям, предназначенным для кантования (поворота) изделий различного назначения, предпочтительнее космических аппаратов. Кантователь содержит основание, две стойки, к которым на оси кантования закреплена грузовая платформа, которая снабжена поворотной планшайбой, и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002638997
Дата охранного документа: 19.12.2017
29.12.2017
№217.015.f62d

Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе автономной системы электропитания искусственного спутника земли

Использование: в области электротехники. Технический результат – более точное определение времени начала балансировки аккумуляторов. Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе автономной системы электропитания искусственного спутника Земли заключается в контроле...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002637815
Дата охранного документа: 07.12.2017
20.01.2018
№218.016.1384

Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации. Способ управления автономной системой электроснабжения, которая содержит солнечную батарею и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002634473
Дата охранного документа: 31.10.2017
20.01.2018
№218.016.1773

Фильтр

Изобретение предназначено для фильтрования. Фильтр содержит корпус, помещенную внутрь корпуса несущую трубу и рабочие модули, закрепленные поперек несущей трубы. Каждый из рабочих модулей содержит расположенные на удалении друг от друга первый и второй фильтровальные пакеты, каждый из которых...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002635802
Дата охранного документа: 16.11.2017
17.02.2018
№218.016.2b00

Способ получения термически стабильного носителя для катализатора сжигания монотоплива

Изобретение относится к области химии и может быть использовано для получения носителей для катализаторов, обладающих высокой площадью поверхности и термостабильностью в условиях сверхвысоких температур, например, в процессах сжигания монотоплива, в том числе "зеленого топлива" на основе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642966
Дата охранного документа: 30.01.2018
04.04.2018
№218.016.3663

Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов. При отсутствии...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002646392
Дата охранного документа: 02.03.2018
29.05.2018
№218.016.5430

Сплав на основе алюминия для противометеоритной защиты

Изобретение относится к деформируемым сплавам на основе алюминия и может быть использовано для защиты космических аппаратов от микрометеоритов и техногенных тел. Сплав на основе алюминия содержит, мас. %: цинк 5,8-11; магний 1,5-3,5; медь 0,1-3; марганец 0,1-0,5; по меньшей мере один элемент...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002654224
Дата охранного документа: 17.05.2018
09.06.2018
№218.016.5a5a

Рефлектор

Изобретение относится к производству изделий из композиционных материалов, а именно конструкциям и способам изготовления прецизионных рефлекторов антенн с отражающей поверхностью, образованной не только кривой второго порядка, но и специальным сложным профилем. Задачами настоящего изобретения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655473
Дата охранного документа: 28.05.2018
11.06.2018
№218.016.60d0

Топливный бак и его заборное устройство

Группа изобретений относится к космической технике. Топливный бак содержит заборное и фазоразделительное устройства. Заборное устройство содержит корпус, снабженный шпангоутом Т-образной формы, опорным кольцом, цилиндрической боковой стенкой, боковыми стойками и внешнем продольным стержнем....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002657137
Дата охранного документа: 08.06.2018
Показаны записи 1-10 из 11.
20.12.2014
№216.013.11cc

Система ориентации навигационного спутника

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей. При этом антенну ИСЗ ориентируют на Землю, а...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002535979
Дата охранного документа: 20.12.2014
10.03.2015
№216.013.3109

Способ ориентации искусственного спутника земли

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2). При нарушении точности данной ориентации...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544021
Дата охранного документа: 10.03.2015
10.12.2015
№216.013.95eb

Способ ориентации навигационного спутника

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце. Последняя достигается разворотом спутника вместе с панелями СБ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002569999
Дата охранного документа: 10.12.2015
04.04.2018
№218.016.3663

Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов. При отсутствии...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002646392
Дата охранного документа: 02.03.2018
03.11.2018
№218.016.99f7

Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю, а также ориентацию панелей СБ на Солнце...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002671598
Дата охранного документа: 02.11.2018
03.11.2018
№218.016.9a36

Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем его разворотов вокруг второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю. Ориентацию второй оси КА относительно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002671597
Дата охранного документа: 02.11.2018
21.02.2019
№219.016.c505

Способ ориентации навигационного космического аппарата

Изобретение относится к области космической техники. В способе ориентации навигационного космического аппарата (КА) при проведении упреждающих программных разворотов по информации звездного прибора в процессе проведения упреждающего программного разворота на каждом цикле управления вычисляют...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002680356
Дата охранного документа: 19.02.2019
22.11.2019
№219.017.e546

Способ ориентации космического аппарата

При управлении космическим аппаратом с использованием исправного бортового компьютера при входе в теневой участок запускают таймер, предусмотренный в блоке управления космического аппарата, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка; после выхода из теневого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002706743
Дата охранного документа: 20.11.2019
22.01.2020
№220.017.f8d0

Способ ориентации космического аппарата

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002711656
Дата охранного документа: 20.01.2020
14.05.2020
№220.018.1c34

Способ ориентации космического аппарата

Изобретение относится к космической технике. В способе ориентации космического аппарата (КА) ориентируют КА относительно направления на Солнце и Землю. После обеспечения ориентации КА относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов с использованием автономного контура управления...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002720577
Дата охранного документа: 12.05.2020

Похожие РИД в системе